• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.491-494
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• 2005

본 보고서는 하이브리드 로켓 추진시스템의 실제 비행 가능성에 대한 기초 연구 내용이다. Lab scale 엔진의 실험을 바탕으로 개발된 추력 $50\sim100kgf$ 급 하이브리드 로켓 추진 시스템은 추력 시험과 소형로켓의 실제 비행을 통해 그 성능을 확인할 수 있었다. 본 연구를 통해, 하이브리드 로켓 추진 시스템이 실제 발사체 시스템으로서 유용하게 적용될 수 있음을 확인해 볼 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.374-377
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• 2007

본 보고서는 소형 로켓 제작에 앞서 행해지는 설계 단계를 기술하였다. 각 요구 조건에 맞춰 사용되어질 추력, 추진제 특성, mass distribution, 동체 형상 설계, Motor 설계에 대해 다뤘다. 로켓 설계에 있어서 가장 중요한 추진제 선정과 노즐형상 설계를 중점적으로 다루었으며, 차후 본 과정에 의하여 소형로켓을 제작하겠다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권3호
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• pp.73-82
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• 2015

본 연구에서는 소형 액체로켓엔진을 사용하여, 약 25 km(0.025 bar) 고도의 대기압 환경을 조성할 수 있는 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 고공시험 설비를 구축하였으며, 설비의 성능 검증 차원에서 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 시험 설비는 고공환경 모사장치와 추진제 공급설비 그리고 냉각수 공급설비로 구성된다. 본 고공시험 설비로 약 27 km(0.021 bar) 고도에 해당하는 대기 압력을 성공적으로 구현하였으며, 이때 소형 액체로켓엔진에서 발생하는 추력 성능을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.271-274
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• 2006

Polyethylene-GOX 추진제를 이용한 소형 하이브리드 로켓 모터의 성능 예측 모델에 대한 연구를 수행하였다. 제안된 모델에서 연소실 전체에 걸친 상태량을 단일 변수로 가정하여 내탄도 모델 식을 풀어 연소실 내 압력을 예측할 수 있었으며, 실험을 통해 측정된 값과 비교하여 모델의 정확도를 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.393-397
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• 2007

이 연구의 목적은 추력, 항력, 중량 등의 외력들에 기인하여 가늘고 긴 동체의 소형로켓의 비행궤도에 영향을 줄 수 있는 임계하중을 조사하는데 있다. 임계하중은 먼저 Euler 기둥식을 이용하여 구하였고, 검증을 위해 유한 요소법의 수치해석 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.415-418
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• 2006

하이브리드 추진제는 연소 중 연료의 후퇴율 및 연소 면적의 변화로 인해 O/F비가 변화하므로 이로 인해 설계 및 해석에 어려움을 가지게 된다. 본 연구에서는 요구임무를 만족하는 하이브리드 로켓모터에 대한 설계를 수행하였다. 하이브리드 모터의 기초 설계를 실시하고 그 결과를 이용하여, 일정한 산화제 유량이 공급된다는 가정 하에, 연소 시 연소면적변화에 따른 O/F비 변화를 고려한 하이브리드 모터의 내탄도 해석을 실시하였으며, 그 결과를 이용하여 로켓의 외탄도 해석을 실시하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.512-521
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• 2017

This paper reports development process of a university-based sounding rocket using simplified hybrid rocket propulsion system for low-altitude flight application. A hybrid propulsion system was tried to be designed with as few components as possible for more economical, simpler and safer propulsion system, which is essential for the small scale sounding rocket operation as a CanSat carrier. Using blow-down feeding system and catalytic ignition as combustion starter, 250 N class hybrid rocket system was composed of three components: a composite tank, valves, and a thruster. With a composite tank filled with both hydrogen peroxide($H_2O_2$) as an oxidizer and nitrogen gas($N_2$) as a pressurant, the feeding pressure was operated in blowdown mode during thruster operation. The $MnO_2/Al_2O_3$ catalyst was fabricated for propellant decomposition, and ground test of propulsion system showed the almost theoretical temperature of decomposed $H_2O_2$ at the catalyst reactor, indicating sufficient catalyst efficiency for propellant decomposition. Auto-ignition of the high density polyethylene(HDPE) fuel grain successfully occurred by the decomposed $H_2O_2$ product without additional installation of any ignition devices. Performance test result was well matched with numerical internal ballistics conducted prior to the experimental propulsion system ground test. A sounding rocket using the developed hybrid rocket was designed, fabricated, flight simulated and launch tested. Six degree-of-freedom trajectory estimation code was developed and the comparison result between expected and experimental trajectory validated the accuracy of the developed trajectory estimation code. The fabricated sounding rocket was successfully launched showing the effectiveness of the simplified hybrid rocket propulsion system.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.244-248
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• 2012

산화제 유동 변화를 위한 디스크를 예혼합실에 장착하여 디스크의 직경과 길이를 변경하며 PMMA/GOx를 이용한 하이브리드 로켓 모터의 지상연소 시험을 수행하였다. 디스크에 의해 산화제 유동의 와류유출(vortex shedding)이 발생하여, 연소율과 압력 진동 등의 연소 특성이 변화하였다. 따라서 하이브리드 로켓에서 발생하는 유동간섭과 연소 특성 사이의 상관관계를 파악하고, 연료 표면에 인접한 곳에서 발생하는 작은 크기의 와류와 예혼합실 안에서 발생하는 와류흘림과의 상호작용에 대해서 알아보기 위해 실험적 연구를 진행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.247-250
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• 2005

단위 분사기의 실물형 연소기 적용 시 실물형 연소기의 배열, 구성 분사기 수량, 연소압 등의 이유로 동작환경이나 분사기 형상의 변화를 필요로 한다. Jet-A1과 액체산소를 추진제로 하는 동축 와류형 분사기의 실물형 적용성을 검토하기위해 연소압 증가, 추진제 유량 감소와 분사기 길이 증가 조건에서 연소시험을 수행하였다. 시험결과 연소압 증가와 추진제 유량 감소, 노즐길이 증가 시 특성속도효율이 개선되었으며 이에 반해 압력섭동의 강도는 미미하였고 특정한 주파수 대역을 보이지 않아 실물형 적용성이 우수하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권5호
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• pp.37-45
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• 2015

본 논문에서는 음향 불안정 해석 기법을 이용하여 알루미늄 입자가 내포된 고체로켓 모터의 연소 불안정 현상을 예측하였다. 특히, 알루미늄 입자들의 로그정규분포 대비 단일 크기의 입자 분포가 연소 불안정 감쇠에 미치는 영향을 비교하여 각각의 민감도를 분석하였으며 고체로켓 모터의 길이 스케일 변화에 따른 음향 감쇠 효과를 단일 입자 크기를 가정한 경우와 비교하였다. 입자에 의한 감쇠는 불안정 모드 주파수 대역이 상대적으로 고주파인 작은 스케일 모터에서 효과적이었으며, 실제 포집장치를 통해 도출된 입자 크기 분포도를 고려한 연소 불안정 예측이 단일 입자 크기로 가정한 예측 결과보다 큰 불안정 감쇠를 보였다.